未来战斗机仍将是多用途的，它不仅要求飞机机体与发动机之间在气动上能良好地匹配，还要具有一定的隐身能力。这些都给空气动力学家提出了一系列挑战，也是发动机制造商在进气道和尾喷管设计上面临的关键问题。此外，推力矢量技术的应用目前尚有一些争论
可以肯定，21世纪的战 斗机仍需具有多用途功能和隐身能力的要求。这就要求战斗机能在广泛的飞行条件和发动机工作条件下有效的飞行，从而要求在机体与发动机之间在气动上能良好地匹配，从而给空气动力学家提出了一系列挑战。
进气道－机身一体化问题
未来战斗机将在比现有战斗机更复杂的条件下飞行，这要求进气道、机身与发动机在气动上能良好地匹配。
首先是进气道与前机身的匹配。现代战斗机几乎都将进气道安装在前机身与中机身过渡区，处在前机身的附面层区内，从而会干扰进气道的流场。为消除附面层影响，一般都采用了有"隔道"的气动布局，即在进气道与机身蒙皮之间留有足够的距离，通过V形隔道清除附面层。欧洲战斗机"阵风"和F-22等都是采用这种进气道形式。
虽然这种隔道式进气道有良好的气动特性，但由于进气道与机身之间的附加空间及模线上的不连续性，有可能成为新的雷达波反射源。因此，对未来要求有隐身特性的战斗机，最好是采用"无隔道式进气道"的趋势，即采用更加紧密耦合的进气道与前机身的匹配，在进气道口唇与机身壁之间不留间隔。目前美国的两种JSF设计都采用了无隔道式进气道。
无隔道式进气道是在紧靠进气道上游的机身壁上引入一个"凸起部分"（鼓包）。在洛克希德·马丁公司的JSF设计中，这种凸起部分与前掠整流罩结合一起，主要目的是对来流起压缩作用，形成一种有利的压力梯度，供附面层在经过凸起部分进入进气口时减薄厚度。
虽然凸起部分周边的附面层加厚了，但它将进气道周边的低能量气流带走。通过仔细选型，凸起部分还可以起预压缩作用，以增加超音速条件下的进气道效率。不过要用一个形状复杂的三维几何形状来控制附面层是一项复杂的工作，要进行大量的流体动力学（CFD）研究来量化几何尺寸和气流参数并辅之必要的风洞试验来验证。
其次，从气动要求看，进气道的任务是防止气流的堵塞，从推进器的观点看，更为重要的是使环向压力畸变损失最小。但是一些隔道式进气道由于缺少轴对称性，加上典型的超音速进气道的矩形几何形状，总会出现压力畸变。这种畸变还会因为飞机的俯仰或横滚角的增加而加重，还可能与机动飞行的瞬态畸变相叠加。
在确定发动机喘振裕度时，这些畸变的影响经常占一半以上，因此从气动角度看，进气道应尽可能"简洁"。
但从隐身角度看，进气道设计正好相反，特别要防止飞机前端与发动机入口处在同一视线上，这不仅是因为钛合金转子叶片有高的雷达波反射特性，而且叶片转动本身对雷达波的反射有加强作用，从而增加了被探测的可能性。
为了提高进气道的隐身性，可在进气道中引入雷达波阻挡器。如在F/A-18E/F上采用了风扇叶片形状的叶片式阻挡器。也有将叶片式阻挡器与发动机做成一体，如波音公司的JSF X-32的进气道离发动机距离很短，进气道直径大，通过对风扇的进口导流叶片的仔细设计，使其对后面的转子叶片起雷达波的掩蔽作用。
一般来说，进气道中这种隐身装置都可能导致气动特性的损失，特别是曲率愈大的进气道，这种损失愈大，选择何种减少损失的方法是多种因素的折衷。
在进气道中，由于引入雷达波阻挡器而带来的气动损失主要表现在平均压力损失增大和压力畸变水平增高，后者还会因局部气流的分离而加重。这就给进气道的气动力专家提出了难题。因为用现代流体力学计算法和紊流摸型还很难预测曲率进气道中的气流特性，至少在有气流分离现象时是这样。再加上由于隐身需要加装隐身装置时更是如此。
除了改进上述气流模拟和预测方法外，控制和减少不良效应，特别是气流畸变同样重要。目前的重点是几何形状复杂的进气道内的主动和被动气流管理上。如在曲率高的管道内装管道涡流发生器或用叶片式控制器进行控制，可使标准的DC60畸变参数取得明显改进。不过这些办法离实际控制装置应用尚有许多工作要做。同时如何将这些控制装置与进气道中隐身用的叶片式装置结合起来应用也值得研究。
第三，在进气道与发动机的匹配方面，研究进气道气流畸变与发动机喘振裕度的关系也是一个重要问题，因为目前用的方法多是经验性的估算，精度不高。
近10年来，由于三维计算流体动力学设计程序的引入，风扇压气机的设计和技术取得了长足的进展，但对战斗机发动机用的高载荷叶片情况下还很难将高的效率与大的喘振裕度结合起来。如现代发动机的3级风扇要求压比从3增加到5以上，用于喘振裕度大约为25%的发动机，而峰值效率是在裕度大约为15%时出现。这种额外增加的裕度使风扇效率下降3%～4%。因此，精确估算喘振裕度的影响因素很重要，而目前的估算法多是经验性的，难以扩展到新的风扇和压气机。
英国国防部评估研究局正资助剑桥大学进行理论估算。它以多模块式流体动力方法为基础，目的是模拟流经多级高载荷压气机的气流畸变的变化情况。在量化进气道气流水平与喘振裕度的关系上走出了第一步。
尾喷管－机身一体化问题
尽管近年超音速巡航的概念受到重视，要求发动机在不加力可达到超音速，但这种发动机在巡航外的飞行包线段其性能表明并不见得好。未来战斗机发动机的工作状态要求变化范围宽，仍然只能通过加力来解决。主要发展趋势是采用可调的收敛-扩散式喷管和矢量喷管技术。因此，尾喷管与后机身的气动上的一体化与进气道和发动机的一体化同样重要。
由于尾喷管的工作参数和外形随飞行条件不同而变化很大，不仅喷管面积有大的变化，而且在喷管压力比及喷气速度上有很大变化。这些变化大大影响后机身的气流和附面层。喷管面积的变化还大大影响喷管的有效基底面积，从而影响基底阻力。飞机尾端的阻力是后机身型面阻力、机身基底阻力以及喷管基底阻力等诸因素之和，而所有这些阻力又或多或少受发动机工作状态的影响，称为"与油门有关的阻力"，常占飞机阻力的30%，有时达70%以上。
总之，喷管与后机身的匹配问题用计算流体动力学计算分析也是比较困难的，而不得不采用试验方法。
在研究喷管的匹配时，也要考虑雷达隐身，由于尾喷管的高温是红外辐射源，还影响到红外隐身。F117和B-2的发动机都是不加力的，所以它们的二维尾喷管的面积也是不可调的，可调喷管会使雷达隐身困难得多。例如在机身与喷管界面上有各种不连续性，在喷管打开或关闭时，轴对称喷管的鱼鳞片会出现搭接或有间隙存在，成为雷达波反射源。
为解决这些问题，F-22采用了矩形的而不是轴对称的喷管，喷管出口唇为V形，喷管的活动部件与后机身界面采用锯齿形和雷达掩蔽装置等措施，起到了良好的隐身作用。
JSF设计也采用了类似的措施，但洛克希德·马丁公司的JSF X-35已取消了尾喷管上的雷达掩蔽装置。
值得指出的是，由于喷管是一个压力容器，轴对称喷管的强度重量比高，且易于冷却，而矩形喷管则在重量等方面处于不利地位，同时喷管的可调是通过移动侧板之间的上下斜板来实现的，增加了泄漏的可能性，从而降低推力系数。因此，从发动机的角度来看，有必要寻求既有好的隐身性又能保留轴对称喷管结构的方案。因此新飞机与排气系统进一步从隐身角度的匹配仍将是今后的研究方向。
这里的关键是改进喷管设计，在这方面近年的进展是广泛采用收扩式喷管，在喷管出口与喉道面积的调节上采用的仍是单参数调节方式，今后将采用一种全面的"双参数喷管"设计，根据工作条件的不同，其不加力推力可提高2%～4%。
在红外隐身方面，用掩蔽的方法来降低红外辐射的效果是有限的，目前的趋势是采用改进喷气流混合方式以尽快降低高温喷气流的温度，这一点与民用发动机降低噪声有些类似，不同的是一个是降低喷气流温度，另一个是降低喷气速度。将民机上的办法用到军机上，要求改进喷管的可调节性以及对调节片的充分冷却。波音的JSF X-32方案的尾喷管就采用了低温长尾喷管方案。
无论是高性能还是低可探测性喷管的许多难点都与可调面积喷管控制有关，因此，近年进行了用射流技术控制喷管的研究，其中大部分是针对矢量喷管，也有针对喉道面积控制的。初步结果表明该技术是有前途的。
推力矢量技术是否可行
近年对推力矢量技术提高战斗机机动性或其性能非常关注，但它的使用可行性仍有激烈争议。这项技术能否成功应用仍有待于气动优化技术的实施，部分涉及到气动力问题。欧美几家发动机制造商的试飞表明，在传统喷管内引入矢量角20度的全轴向推力矢量技术并没有大的工程问题，关键是如何与飞机匹配。
当前存在的主要争议有以下几方面。
首先，从提高飞行性能和作战效率来看，推力矢量技术的优势表现在飞机空中格斗上，有良好的目标跟踪能力，可作"瞄准并开火"的机动飞行。问题是推力矢量技术只在飞机低速飞行时有效，还涉及到飞机动力的损失，有违空-空作战的常规，而且现代导弹就有全向"目标定位"能力，无需采用"瞄准并开火"的战术。因此，推力矢量技术在作战机动性上应用尚需得到一线战斗机职业人员群体的认可。
其二，推力矢量技术的应用有可能取消传统的飞机操纵面，向无尾飞机方向发展。但这一技术又很难与机动性提高兼而有之，而且实际的效益还知之不多，特别是安全性尚不明确，这显然是一个大问题。
其三，推力矢量技术确有可能提高飞行安全性，减少飞机系统部件的战场损伤。英国防评估研究局的动态模拟研究表明，推力矢量技术可将飞机飞行的最大迎角提高到50～60度，不过目前主要的兴趣还不在于实现这种过失速的机动，而是提高飞行员从困难或危险飞行条件很快恢复到安全状态的能力。
其四，从理论上说推力矢量技术能提高起飞着陆性能，缩短起飞距离，降低进场速度，减少着陆场地的分散度，如F-15SMTD的起飞距离缩短40%，降低进场速度，不过发现后者是由于反推力装置的作用，并不是推力矢量技术的作用。
英国防评估局用另一种无前翼的梯形机翼飞机作模拟试验也得到类似效果，而且发现着陆速度降低只有在增加迎角时才有可能，对此，用一般的飞行控制反而更有效。而且迎角提高到高出正常的15度是否可行仍有疑问，因为此时飞行员有能见度上的困难。不过在无反推力装置时仍不失为一种可供选择的降低进场速度的方法。
综上所述，现代战斗机的发动机和机体气动力一体化仍有不少需要解决的问题，这些问题的解决是保证飞机总体设计成功的关键，而用先进的复杂气流流场分折来减少对经验法的依赖是解决的方向，需继续进行研究。
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